合成射流控制NACA0015翼型大攻角流动分离

为了研究合成射流激励器处于NACA0015翼型回流区时对其分离流动的控制,采用商用计算流体力学软件Fluent 6.1求解Reynolds平均Navier-Stokes方程,通过对翼型气动力特性、脱落漩涡结构以及射流孔口附近流动结构的分析,揭示了合成射流处于分离区时对边界层控制的机理.结果表明:当合成射流孔口处于回流区时仍可有效推迟翼面边界层分离点,缩小回流区范围,从而有效提高翼型的升力.当射流方向垂直于壁面,无量纲频率以及吹气速度比都等于1时,翼型平均升力系数提高40%左右.      

大功率狭缝式活塞激励器流场测量与分析

研制了一种大功率活塞射流激励器,出口瞬时速度峰值可达0.3Hz,通过对活塞激励器射流流场测量,得到激励器出口流场速度、涡量分布,分析得到激励器合成射流流动结构与特征,通过采用活塞激励器控制同轴射流掺混,实验结果证明此种活塞激励器可以用于相对较高的速度流场的主动流动控制.利用提出的设计方法设计合成射流激励器可以在激励器出口形成稳定的对涡结构,采用一定的激励频率即可对喷管气流掺混进行有效控制.研究表明,合成射流激励器作为主动流动的执行机构,在航空动力排气系统具有潜在的重要价值.     

合成射流作用机理及其对共轴射流掺混的影响

对合成射流流场及其作用下的内、外涵共轴射流流场进行了二维非定常数值模拟, 研究了合成射流流场和共轴射流流场情况.结果表明,合成射流由一系列对称分布在中心线 2侧的旋涡对组成,频率与激振频率相同,对外场构成一扰动力;涡对自形成后向远处运移 速基本稳定;腔内和腔外涡对的形成及发展变化过程总体保持一致,在每时刻则呈现截然相 反的发展态势;中心线速度的降幅起伏变化分布是由激励器的激振变化引起的,体现了涡量 产生、发展变化的基本特征;合成射流激励器的采用可使共轴射流截面掺混率比未加激励时 得到增加,增强了共轴射流的掺混效果.      

脉冲射流强化喷流混合流动显示实验

采用激光诱导荧光的流动显示方法研究了在一对反对称模式工作的脉冲射流激励下，雷诺数约为33 000的圆形湍流射流的流场。捕捉了剪切层中大尺度展向涡结构的演化发展过程，研究了激励频率和振幅对涡结构以及强化混合效果的影响。结果表明:受激励后的主喷流剪切层中产生了交错的展向涡结构，引起了喷流的振荡，增强了卷吸能力。激励频率主要影响相邻涡环间的距离。存在最佳激励频率使喷流在受激励平面远场分叉、剪切层扩展最宽。激励振幅对涡结构也存在较大影响，振幅较大时产生的涡结构尺度更大、相干性更强、强化混合效果更好。      

脉冲射流对环量控制翼型气动性能的影响

定常射流在大迎角下气动性能较差,借助脉冲射流能够有效改善大迎角下的气动性能,并减少射流所需质量流量。采用非定常数值模拟的方法进行了脉冲射流作用下的环量控制翼型气动特性计算和流场分析。总结了占空比和频率分别对时均升力和升力脉动幅值的影响趋势;分析了不同迎角下的脉冲射流流动机理;进一步指出了射流动量系数的影响规律,并借助脉冲射流和定常射流的叠加效应有效缓解了升力脉动现象。结果表明:低占空比、同等升力系数下,脉冲射流可大幅度减小质量流量,但升力脉动幅值较大;小迎角下随频率增大,升力系数先增大后减小,但整体变化幅度不大,大迎角下随频率增大,升力系数持续性增大;脉冲射流能够推迟失速迎角,扩宽环量控制技术的可用迎角,并且随动量系数增大,这种优势更加明显;借助脉冲射流与定常射流的叠加效应,能够有效缓解脉冲射流作用下的升力脉动现象,达到飞行使用条件。      

低雷诺数下翼型前缘流动分离机制的研究

采用高精度有限差分格式,对来流雷诺数为1.0×104,攻角为3°的二维翼型流动进行了直接数值模拟,研究了低雷诺数下翼型前缘流动的分离机制,描述了分离涡系的相互作用规律.计算结果表明:前缘椭圆弧靠近叶身位置存在吸力峰,流动在吸力峰内强逆压梯度的作用下发生分离;翼型上表面形成了包含驻留涡、脱落涡和二次涡的涡系结构,其尺度随时间不断变化,具有强烈的非定常性;表面压力分布曲线可以较好的描述翼型边界层流动.      

下表面射流的超临界翼型气动性能分析

为探究下表面射流关键参数对超临界翼型气动性能的影响，采用雷诺平均NavierStokes(RANS)方程与Spalart-Allmaras(S-A)湍流模型进行数值模拟。通过比较基准RAE2822翼型与下表面射流翼型的流场，验证下表面射流能够在翼型后缘诱导产生逆时针分离涡，带动流线向下偏折，增加了翼型的等效弯度，同时加大前缘的吸力峰，从而提高翼型的气动性能。进一步探究射流位置、射流动量系数、射流角度、马赫数等关键参数对RAE2822翼型气动性能的影响规律。结果表明：给定状态下，下表面射流的位置越靠后，动量系数越大，翼型的气动性能越优。下表面射流在α=0°和2°时的最优射流角度为110°，在α=4°时的最优射流角度为160°，且在最优射流角度下能有效提高翼型马赫数在0.3～0.6范围内的气动性能。     

扰流片分离流动特性的数值研究

在非结构网格下,采用SIMPLE算法结合两层带状边界层模型求解雷诺平均N-S方程.研究了底部间隙对平板扰流片引起的分离再附流动结构的影响.结果表明带底部间隙扰流片的流动结构主要由顶部绕流和底部间隙射流影响.底部间隙的大小决定了射流的强度,最终决定了绕流的结构.随着底部间隙的增大,绕流经历了封闭单涡回流区、射流干扰回流区以及平板绕流3种流动结构.它们之间的分界点分别是用扰流片宽无量纲间隙g/h=0.2,0.4.底部间隙0.2＜g/h＜0.4,底板压力分布基本保持不变,因此不会影响其应用于飞机部件的静态气动特性.      

射流动量控制器精细建模及其应用

文章研究了新型姿态控制执行机构——射流动量控制器的精细动力学模型.基于流场内的流体特性,分析了粘性使流场速度衰减的规律,通过对流动面各点的速度积分,推导了与工质特性相关的执行机构等效角动量,得到了能够反映射流动量控制器内部特性的精细动力学模型.然后,建立了含有三正交构型射流动量控制器组的航天器姿态动力学模型,并依据该动力学模型设计了姿态控制律.仿真结果表明,依据射流动量控制器精细模型得到的执行机构输出力矩反应速度快、误差小,应用在航天器姿态控制的过程中提高了对航天器控制的效率和精度.     

射流角度对平板横向射流的影响

采用数值和试验方法研究了射流角度对平板横向射流流动结构和工作特性的影响,将得出的规律应用于射流控制矢量喷管上.在小型风洞试验台上进行试验,用纹影方法来观察实验模型的流场结构,通过静压测点来测量实验模型的壁面压力.研究结果表明:数值与试验结果吻合较好;对平板横向射流,增大射流角度能增大射流上游的分离区,弓形激波位置更靠前,角度增加到一定大小,流场结构变化不再明显;对射流控制矢量喷管进行数值模拟得出,增大射流角度能有效提高喷管的推力矢量性能,在NPR为 4.6,SPR为0.7条件下,射流角度从90°增加到130°,推力矢量性能提高28.3%.     

大型客机机翼挂架接合位置定常吹气控制分析

对于采用下单翼布局翼吊发动机形式的大型客机而言,为了保证发动机与地面的安全距离,挂架高度较短,造成前缘缝翼被打断,大迎角下发动机短舱尾迹对其后方机翼上翼面的流动产生不利影响。采用数值模拟方法系统研究了在发动机挂架后方机翼上表面采用主动流动控制技术来提高着陆构型的气动性能。采用机翼+短舱构型研究了吹气参数对吹气效果的影响。结果表明:大迎角下,吹气可以抑制短舱后方机翼上表面的分离流动,使最大升力系数明显提高;吹气缝宽度、吹气质量流率由于会影响吹气总压的变化,对吹气效果的影响显著,对升力系数的影响量在0.05以上;吹气缝与上翼面夹角会影响能量注入的区域,对吹气效果有较大影响;吹气缝位置会影响吹气控制的范围,对吹气效果也有一定影响。分别对无短舱涡流片和有短舱涡流片的全机构型进行了校核研究。采用吹气措施之后,无短舱涡流片构型线性段升力系数增大约0.15,最大升力系数增大0.186,失速迎角增大1°;有短舱涡流片构型线性段升力系数增大约0.13,最大升力系数增大0.16。      

前缘吹气控制舵面流动分离

针对各种飞行器大舵偏下出现的流动分离问题,在北航D4风洞对旨在消除舵面流动分离的舵面前缘吹气技术进行了研究,为了降低控制分离所用的吹气量,吹气点设置在舵面前缘气流分离点处.应用粒子图像测速(PIV,Particle Image Velocimetry)技术,分析了舵面绕流在吹气量由小变大过程中所经历的3个不同演化阶段;由测压得到的舵面压力分布则显示,前缘吹气造成的引射作用使前缘吸力峰随吹气量增大而增大,这是前缘吹气能够使舵面升力增大的主要机理.实验结果还表明,前缘吹气可明显提高舵面升力,同时也可以显著降低舵面阻力.     

飞翼布局飞行器等离子体激励滚转操控试验

飞翼布局飞行器采用多个气动舵面共同作用来控制飞行,常规气动舵面的结构复杂,在大迎角时由于流动分离,舵面操纵效率显著降低。等离子体激励器具有结构简单、重量轻和响应快等优势,常被用在流动控制上。本文利用激励器抑制单侧翼面流动分离产生不对称的气动力,对飞翼布局飞行器滚转通道的控制进行了试验研究,得出了激励器在飞行器上的最优布置位置和最佳控制参数,并和常规副翼舵面滚转操控效果进行了对比。结果表明:布置于内翼、中翼前缘的等离子体激励器能够获得最佳的滚转控制效果;激励器调制频率对飞行器滚转控制效果的影响较大,而激励电压对滚转控制效果的影响较小;与常规副翼相比,等离子体激励器在大迎角时对滚转通道的操控效果优于副翼。     

双射流环量控制翼型的控制力矩特性研究

为了探究环量控制技术在飞行控制性能方面的优势，在定常流场中对定常射流环量控制翼型的控制力矩作用机理展开了研究，采用数值仿真的方法，对比分析了单射流、双射流产生的虚拟舵面与传统舵面作用下的气动力系数的变化规律，并基于无舵面飞行器CCSCAOON对其气动力矩的控制特性进行了验证。验证结果表明:单射流作用下的虚拟舵面能够提供用于飞行器所需的滚转和俯仰力矩，且作用机理相似，控制性能优于传统舵面；无论是单射流还是双射流，在大迎角下虚拟舵面的气动控制特性较差，限制了环量控制的使用迎角；双射流较单射流而言，升阻比特性和控制力矩特性较好；双射流下的虚拟舵面通过调节下射流口动量系数，能够有效降低偏航力矩与滚转、俯仰力矩之间的耦合效应。      

脉冲射流强化圆柱喷流混合的三维数值模拟

对利用脉冲射流强化圆柱喷流混合的流场进行了数值模拟,这项工作将高频高强度信号射流射入亚音剪切层以强化喷流混合.利用有限体积法和重整化群(RNG)k-ε湍流模型求解N-S方程.分别进行了低亚音马赫数及高亚音马赫数喷流直接排入空气的数值模拟.主要计算3个状态:未受激励的状态,斯德鲁哈尔数St分别为0.2和0.4时的状态.数值模拟结果显示,脉冲激励引起喷流在与激励源平行的平面迅速扩展,在与之垂直的平面收缩,当脉冲射流激励的St在0.2附近时,相关的混合较好,而且少量的射流流量可以极大地增加速度的衰减率.      

基于唯象模型的等离子激励诱导流场数值模拟

通过在Navier-Stokes方程组中添加体积力源项的方法,模拟了二维不可压流中等离子体激励器对周围流场的诱导作用.计算结果表明等离子体激励器在其下游会产生一股贴近物面的壁面射流,该射流各截面的速度型、最大速度衰减、射流宽度增长等均与典型的层流射流(壁面射流或二维狭缝射流)一致,表明等离子体激励对周围中性流体的诱导是一种势流影响.最后通过积分得到了等离子体诱导壁面射流的吹气系数,通过与传统吹气流动控制技术比较,指出目前等离子体激励产生的壁面射流吹气系数较小,仅适用于低速条件下的流动控制.